|
|
Ядерные двигатели
В конце 40-х годов на волне эйфории от перспектив использования ядерной энергии
и в США и в СССР разворачиваются работы по установке ядерных двигателей на всем что
способно двигаться. Особенно привлекательной идея создания такого «вечного» двига-
теля была для военных. Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) в первую очередь
нашли применение в военно-морском флоте поскольку к корабельным силовым установкам
не предъявлялось таких жестких габаритно-весовых требований, как например в авиации.
Тем не менее и ВВС не могли «пройти мимо» возможности неограниченно увеличить рад-
иус действия стратегической авиации.
В мае 1946г. командование ВВС США утвердило проект создания ядерных двигателей
для оснащения стратегических бомбардировщиков «Nuclear Energy for the Propulsion of
Aircraft» (сокращенно NEPA, в переводе «Ядерная энергия для авиационных двигате-
лей»). Работы по его осуществлению начались в Ок-Риджской национальной лаборатории.
В 1951г. на смену ему пришла совместная программа ВВС и Комиссии по атомной этерги
(КАЭ) «Aircraft Nuclear Propulsion» (ANP, «Авиационные ядерные двигатели). Компа-
нией «General Electric» был создан турбореактивный (ТРД) отличавшийся от «обыкновен-
ного» только тем что вместо обычной камеры сгорания стоял ядерный реактор который и
нагревал сжатый компрессором воздух. Воздух при этом становился радиоактивным - от-
крытая схема. В те годы к этому относились проще, но все же чтобы не загрязнять
свой аэродром, самолет для взлета и посадки предполагалось оснащать и обычными дви-
гателями на керосине. Первый проект атомного самолета США создавался на базе сверх-
звукового стратегического бомбардировщика B-58. У разработчика (фирмы «Convair») он
получил обозначение X-6. Под треугольным крылом размещались четыре атомных ТРД,
кроме того, на взлете и посадке должны были работать еще 2 «обычных» ТРД. К сере-
дине 1950-х был изготовлен опытный образец небольшого атомного реактора воздушного
охлаждения мощностью 1 Мвт. Для его летных испытаний и испытаний защиты экипажа был
выделен бомбардировщик B-36H. Экипаж летающей лаборатории находился в защитной кап-
суле, но сам реактор, размещенный в бомбовом отсеке не имел биологической защиты.
Летающую лабораторию назвали NB-36H. С июля 1955г. по март 1957г. она совершила
47 полетов, над пустынными районами Техаса и Нью-Мексико во время которых включался
и выключался реактор. На следующем этапе был создан новый атомный реактор HTRE (пос-
ледняя его модель имела мощность 35 Мвт, достаточную для работы двух двигателей) и
экспериментальный двигатель X-39 успешно прошедшие совместные наземные стендовые ис-
пытания. Однако к этому времени американцы поняли, что открытая схема не годится, и
начали проектирование силовой установки с нагревом воздуха в теплообменнике. Новая
машина фирмы «Convair» NX-2 имела схему «утка» (горизонтальное оперение располага-
лось впереди крыла). Атомный реактор должен был размещаться в центроплане, двига-
тели - в корме, воздухозаборники - под крылом. На самолете предполагалось исполь-
зовать от 2 до 6 вспомогательных ТРД. Но в марте 1961г. программа ANP была закрыта.
В 1954-1955гг. группа учёных Лос-Аламосской лаборатории подготовила доклад о
возможности создания ядерного ракетного двигателя (ЯРД). КАЭ США приняла решение о
начале работ по его созданию. Программа получила наименование «Ровер». Работы
параллельно велись в Лос-Аламосской научной лаборатории и в Радиационной лаборато-
рии в Ливерморе при Калифорнийском университете. С 1956 г. все усилия Радиационной
лаборатории были направленны на создание ядерного прямоточного воздушно-реактивного
двигателя (ЯПВРД) по проекту PLUTO (в Лос-Аламосе занялись созданием ЯРД).
ЯПВРД планировалось установить на разрабатывавшуюся
сверхзвуковую низковысотную ракету (Supersonic Low-
Altitude Missile - SLAM). Ракета (сейчас ее бы назвали
крылатой) была по сути беспилотным бомбардировщиком с
вертикальным стартом (при помощи четырех твердотоплив-
ных ускорителей). ЯПВРД включался при достижении опреде-
ленной скорости уже на достаточном удалении от собствен-
ной территории. Воздух поступающий через воздухозабор-
ник нагревался в ядерном реакторе и, истекая через соп-
ло, создавал тягу. Полет к цели и сброс боеголовок в
целях скрытности должен был осуществляться на сверхниз-
кой высоте на скорости втрое превышающей скорость звука.
Ядерный реактор имел тепловую мощность 500 МВт, рабочая
температура активной зоны составляла более 1600 град.С.
Для испытаний двигателя построили специальный полигон.
|  |
Поскольку стенд был неподвижен то для обеспечения работы ЯПВРД в специальные резер-
вуары закачивалось 500т. сжатого воздуха (для работы на полной мощности требовалось
тонна воздуха в секунду). Перед подачей в двигатель воздух подогревали до темпера-
туры более 700 град. пропуская его через четыре резервуара наполненные 14 млн. рас-
каленных стальных шариков. 14 мая 1961г. прототип ЯПВРД, получивший наименование
Tory-IIA, включился. Поработал он всего несколько секунд и развил только часть рас-
чётной мощности, но опыт признали полностью успеш-
ным. Сразу началась работа над вторым прототипом
Tory-IIB, но до его испытаний дело так и не дошло.
Только спустя три года начались испытания следую-
щей модификации Tory-IIC. Он проработал 5 мин. на
полной мощности в 513 МВт и развил тягу 16т. Ра-
диоактивность струи оказалась меньше ожидаемой. К
этому времени в Пентагоне начали сомневаться в
эффективности нового оружия, новые баллистические
ракеты «Атлас» и «Титан» достигали цели на часы
раньше и стоили гораздо меньше. Проект постигла
та же судьба что и проект ANP.
|  |
Советскому союзу ядерный самолет был гораздо нужней, чем США поскольку он не
имел военных баз у границ США и мог действовать только со своей территории и появив-
шиеся в середине 50-х стратегические бомбардировщики М-4 и Ту-95 не могли «охватить»
всей территории США. Работы по изучению проблем создания ядерных силовых установок
для кораблей, подводных лодок и самолётов начались уже в 1947г. однако постановле-
ние Совета Министров о начале работ по летательным аппаратам с ядерным двигателем
выходит только 12 августа 1955г. (к этому времени уже строилась первая советская
атомная подводная лодка). ОКБ-156 Туполева и ОКБ-23 Мясищева занялись проектирова-
нием летательных аппаратов с ядерными силовыми установками, а ОКБ-276 Кузнецова и
ОКБ-165 Люльки разработкой самих таких силовых установок.
В марте 1956г. вышло правительственное постановление о создании (для изучения
влияния радиации на конструкцию самолета и его оборудование а также вопросов радиа-
ционной безопасности) летающей лаборатории на базе стратегического бомбардировщика
Ту-95. В 1958г. на Семипалатинский полигон был доставлен экспериментальный, «само-
летный» атомный реактор. В середине 1959г. реактор был установлен на серийный само-
лет получивший обозначение Ту-95ЛАЛ (Летающая Атомная Лаборатория). Реактор исполь-
зовался только как источника излучения и охлаждался водой. Радиатор системы охлаж-
дения, расположенный внизу фюзеляжа, обдувался набегающим потоком воздуха. В мае-
августе 1961г. Ту-95ЛАЛ совершил 34 полёта над территорией полигона. Следующим ша-
гом должно было стать создание на базе Ту-95 экспериментального Ту-119. На двух (из
четырех его двигателях НК-12М (ОКБ Кузнецова) в дополнение к камерам сгорания уста-
вились теплообменники, нагреваемые жидкометаллическим теплоносителем отбиравшим
тепло от атомного реактора расположенного в грузовом отсеке. Двигатели получили
обозначение НК-14А. В дальнейшем предполагалось, установив на самолете 4 двигателя
НК-14А и увеличив диаметр фюзеляжа, создать противолодочный самолет с практически
неограниченной продолжительностью полета. Однако проектирование двигателей НК-14А,
а точнее его ядерной части, шло медленно из-за множества возникавших при этом проб-
лем. В результате, планы создания Ту-119 так и не были реализованы. Кроме того
ОКБ-156 предлагало несколько вариантов сверхзвуковых бомбардировщиков. Дальний бом-
бардировщик Ту-120 с взлетным весом 85т. длинной 30,7м. размахом крыла 24,4м. и
максимальной скоростью около 1400км/ч. Другим проектом был маловысотный ударный
самолет с взлетным весом 102т. длинной 37м. размахом крыла 19м. и максимальной ско-
ростью 1400км/час. Самолет имел низкорасположенное треугольное крыло. Два его дви-
гателя располагались в одном пакете в задней части фюзеляжа. На взлете и посадке
двигатели работали на керосине. Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик должен
был иметь взлетный вес 153т. длину 40,5м. и размах крыла 30,6м. Из шести ТРД (КБ
Кузнецова) два, расположенные в хвосте, были оборудованы теплообменниками и могли
работать от атомного реактора. Четыре обычных ТРД размещались под крылом на пилонах.
Внешне этот самолет был похож на американский средний сверхзвуковой бомбардировщик
В-58.
В ОКБ Мясищева также рассматривали возможность создания «ядерного» самолета на
базе уже существующего бомбардировщика ЗМ путем замены обычных ТРД на атомные снаб-
женные теплообменниками (реактор размещался в бомбоотсеке). Рассматривалась и воз-
можность создания сверхзвукового бомбардировщика М-60. Предлагалось несколько ва-
риантов компановки с различными типами двигателей (взлетная масса 225-250т, полез-
ная нагрузка - 25т., скорость - до 3000 км/час длина 51- 59м., размах крыла – 27-
31м.). Для защиты от излучения летчиков поместили в специальную герметичную капсулу
а двигатели разместили в хвостовой части фюзеляжа. Визуальный обзор из капсулы ис-
ключался и вести самолет к цели должен был автопилот. Для обеспечения ручного управ-
ления предполагалось пользоваться телевизионными и радиолокационными экранами. Раз-
работчики изначально предлагали сделать самолет беспилотным. Но военные для надеж-
ности настаивали на пилотируемом варианте. Одним из вариантом был гидросамолет. Его
плюсом было то, что заглушенные реакторы для уменьшения радиационного фона можно
было опускать в воду.
 |
Двигатели для самолетов Мясищева разра-
батывались в ОКБ Люлки (позднее для этого
из ОКБ выделилось СКБ-500). Это были атом-
ные воздушно-реактивные двигатели открытой
схемы трех вариантов компоновки- соосной,
«коромысло» и комбинированной. В первой
кольцевая активная зона реактора располага-
лась на месте камеры сгорания обычного ТРД.
Во втором варианте реактор был вынесен за
пределы двигателя. Наиболее перспективной
была комбинированная схема, в которой атом-
ный реактор ставился в форсажной камере
ТРД. Такой двигатель мог работать и как
обычный ТРД, и как ТРД с атомным форсажем,
и как атомный прямоточный.
|
В апреле 1957г. от проекта М-60 от-
казались в пользу проекта М-30 с двига-
телями замкнутой схемы. Проект предпола-
гал создание самолета взлетной массой
165т. при полезной нагрузке 5,7т. и ско-
рости 3200 км/час дальность предполага-
лась в 25000км. Самолет имел 6 двигате-
лей НК-5 (разработки Кузнецова). На взле-
те и посадке, а также при выходе на крей-
серский режим и преодолении ПВО двига-
тели работали на керосине (его запас сос-
тавлял около 16т.). Крейсерский полет
осуществлялся на «ядерной тяге». Экипаж
состоял из 2-х человек.
|  |
С развитием ракетостроения и появлением надежных межконтинентальных баллисти-
ческих ракет и атомных ракетных подводных лодок интерес военных к атомным бомбар-
дировщикам угас и работы были свернуты. Но в 1965г. к идее создания атомного проти-
володочного самолета вернулись вновь. На этот раз прототипом стал тяжелый транспорт-
ный Ан-22 «Антей» на котором стояли те же двигатели что и на Ту-95. Разработка
НК-14А к тому времени достаточно продвинулась. Взлет и посадка должны были выпол-
няться на керосине (мощность двигателей 4 х 13000 л.с.), а крейсерский полет - на
атомной энергии (4 х 8900 л.с.). Продолжительность полета ограничивалась только
«человечиским фактором», для ограничения получаемой экипажем дозы ее установили рав-
ной 50час. Дальность полета полета при этом составила бы 27500км. В 1972г. Ан-22 с
ядерным реактором на борту совершил 23 полёта в них в первую очередь проверялась
радиационная защита. Однако экологические проблемы в случае аварии самолета так и
не были решены возможно это и стало причиной того, что проект не был реализован. В
80-х годах возник интерес к атомному самолету, как носителю баллистических ракет.
Практически постоянно находясь в воздухе он был бы неуязвим для внезапного ракетно-
ядерного удара противника. На случай аварии самолета атомный реактор мог отделялся
и спускался на парашюте. Но начавшиеся разрядка, «перестройка» а затем развал СССР
не позволили атомному самолету взлететь.
В ОКБ-301 (главный конструктор С.А.Лавочкин) середине 50-х прорабатывался воп-
рос установки на межконтинентальной крылатой ракете «Буря» прямоточного ядерного
двигателя (аналогично проекту «PLUTO»). Проект получил обозначение «375». Разработ-
ка самой ракеты не была проблемой, подвели двигателисты. ОКБ-670 (гл. конструктор
М.М.Бондарюк) долго не могло справиться с созданием прямоточного ядерного двигателя.
В 1960г. проект «Буря» был закрыт вместе его ядерной версией. До испытаний ядерного
двигателя дело так и не дошло.
Ядерная энергия может быть использована для нагрева рабочего тела не только в
воздушно-реактивном, но и в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) которые принято делить
на реактивные, в которых процесс нагрва рабочего тела (РТ) происходит непрерывно, и
импульсные или пульсирующие (тоже в общем то реактивные), в которых ядерная энергия
выделяется дискретно, путем серии ядерных (термоядерных) взрывов малой мощности.
Реактивный ЯРД представляет собой конструкцию, состоящую
из ядерного реактора, системы подачи РТ, и сопла. РТ проходя
через активную зону ядерного реактора нагревается до высоких
температур (одновременно охлаждая конструкцию активной зоны)
и с высокой скоростью истекает через сопло, создавая реактив-
ную тягу.
1 - бак с рабочим телом
2 - компрессор турбонасосного агрегата
3 - турбина турбонасосного агрегата
4 - тепловыделяющие элементы
5 - радиационная защита
6 - реактивное сопло
7 - управляющие стержни
|  |
По агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора ЯРД делят
на твёрдофазные, жидкофазные и газофазные (плазма). Отдельно можно выделить ЯРД в
реакторе которого ядерное горючее находится в псевдосжиженом состоянии (в виде вр-
ащающегося «облака» пылевидных частиц). Другой разновидностью реактивного ЯРД явля-
ется двигатель использующий для нагрева РТ тепловую энергию выделяющаяся при само-
произвольном делении радиоактивных изотопов (радиоактивного распада). Достоинством
такого двигателя является простота конструкции, существенным недостатком - высокая
стоимость изотопов (например полония-210). Кроме того при самопроизвольном рас-
паде изотопа тепло выделяется постоянно, даже при выключенном двигателе, и его надо
как то отводить из двигателя что усложняет и утяжеляет конструкцию.
В импульсном ЯРД энергия атомного взрыва испаряет РТ, превращая его в плазму.
Расширяющееся плазменное облако оказывает давление на мощное металлическое днище
(плиту-толкатель) и создает реактивную тягу. В качестве РТ может быть использовано
легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на плиту-толкатель, жидкий водо-
род или вода, хранящиеся в специальном баке. Это схема так называемого импульсного
ЯРД внешнего действия, другой разновидностью является импульсный ЯРД внутреннего
действия, в котором подрыв небольших ядерных или термоядерных зарядов производится
внутри специальных камер (камер сгорания) снабженных реактивными соплами. Туда же
подается и РТ, которое истекая через сопло создает тягу подобно обычным ЖРД. Такая
система более эффективна, поскольку всё РТ и продукты взрыва используются для соз-
дания тяги. Однако то, что взрывы происходят внутри некоторого объема, налагает ог-
раничения на давление и температуру в камере сгорания. Импульсный ЯРД внешнего
действия проще, а огромное количество выделяющийся в ядерных реакциях энергии позво-
ляет даже при меньшем КПД получить хорошие характеристики таких систем.
В США в 1958–63гг. разрабатывался проект ракеты с импульсным ЯРД «Орион». Были
даже проведены испытания модели летательного аппарата с импульсным двигателем на
обычной химической взрывчатке. Полученные результаты говорили о принципиальной воз-
можности управляемого полёта аппарата таким двигателем. Первоначально «Орион» пред-
полагалось запускать с Земли. Чтобы исключить возможность повреждения ракеты от на-
земного ядерного взрыва для старта ее планировалось устанавливать на восемь 75-мет-
ровых башен. При этом стартовая масса ракеты достигала 10000т. а диаметр толкающей
плиты около 40м. Для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию ракеты и эки-
паж предусматривалось демпфирующее устройство. После цикла сжатия оно возвращало
плиту в начальное положение, после чего происходил очередной взрыв. При старте
каждую секунду подрывался заряд мощностью 0,1кт. После выхода из атмосферы заряды
мощностью 20кт. подрывались каждые 10сек. Позднее, чтобы не загрязнять атмосферу
было решено поднимать «Орион» с Земли с помощью первой ступени ракеты «Сатурн-5», а
т.к ее максимальный диаметр составлял 10м. то и диаметр толкающей плиты урезали до
10 м. Эффективная тяга соответственно уменьшилась до 350 т. при собственном «сухом»
весе ДУ (без РТ) 90,8т. Для доставки на поверхность Луны полезного груза в 680т.
потребовалось бы взорвать около 800 плутониевых зарядов (масса плутония 525кг.) и
израсходовать около 800т. РТ. Рассматривался и вариант использования «Ориона» как
средства доставки ядерных зарядов к цели. Но вскоре военные от этой идеи отказались.
А в 1963г. был подписан договор о запрещении ядерных взрывов в космосе на земле (в
атмосфере) и под водой. Это поставило весь проект вне закона. Аналогичный проект
рассматривался и в СССР, но никаких практических результатов он не имел. Как и про-
ект воздушно-космического самолета (ВКС) М-19 КБ Мясищева. Проект предусматривал
создание многоразовой, одноступенчатой авиационно-космической системы способной вы-
водить на низкие опорные орбиты (до 185км.) полезную нагрузку массой до 40т. Для
этого ВКС предполагалось оснастить ЯРД и многорежимной воздушно-реактивной ДУ рабо-
тающей как от атомного реактора так и на водородном топливе. Подробнее об этом про-
екте рассказано на странице МНОГОРАЗРАЗОВЫЕ СИСТЕМЫ.
Ядерная энергия может не только непосредственно использоваться для нагрева РТ
в двигателе, но и быть преобразована в электрическую энергию которая затем исполь-
зуется для создания тяги в электрореактивных двигателях (ЭРД). По такой схеме пос-
троены ядерные энергодвигательные установки (ЯЭДУ) состоящие из ядерных энергетичес-
ких установок (ЯЭУ) и электрических ракетных двигательных установок (ЭРДУ). Устояв-
шейся (общепринятой) классификации ЭРД не существует. По преобладающему «механизму»
ускорения РТ ЭРД можно разделить на газодинамические (электрохимические), электро-
статические (ионные) и электромагнитные (плазменные). В электрохимических электро-
энергия используется для нагрева или химического разложения РТ (электронагревные,
термокаталитические и гибридные) при этом температура РТ может достигать 5000 град.
Ускорение РТ происходит, как в обычных ЖРД, при его прохождении через газодинамичес-
кий тракт двигателя (сопло). Электрохимические двигатели потребляют наименьшую
среди ЭРД мощность на единицу тяги (около 10 КВт/кГ). В электростатическом ЭРД
вначале производится ионизация рабочего тела, после чего положительные ионы ускоря-
ются в электростатическом поле (при помощи системы электродов) создавая тягу (для
нейтрализации заряда реактивной струи в неё на выходе из двигателя инжектируются
электроны). В электромагнитном ЭРД РТ разогревается до состояния плазмы (десятки
тысяч градусов) проходящим через него электрическим током. Затем плазма ускоряется
в электромагнитном поле («параллельно» может применяться и газодинамическое ускоре-
ние). В качестве РТ в электротермических ЭРД применяются низкомолекулярные или лег-
ко диссоциирующие газы и жидкости, в электростатических щелочные или тяжёлые, лег-
ко испаряющиеся металлы или органические жидкости, в электромагнитных различные
газы и твёрдые вещества.
Важным параметром двигателя является его удельный импульс тяги (см. страницу
РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО ) характеризующий его эффективность (чем он больше тем меньше РТ
расходуется на создание килограмма тяги). Удельный импульс для разных типов двига-
телей изменяется в широких пределах: твердотопливный РД -2650 м/сек, ЖРД-4500 м/сек,
электрохимический ЭРД - 3000 м/сек, плазменный ЭРД до 290 тысяч. Как известно ве-
личина удельного импульса прямо пропорциональна квадратному корню из значения темпе-
ратуры РТ перед соплом. Она (температура) в свою очередь определяется теплотворной
способностью топлива. Лучший показатель среди химических топлив имеет пара бериллий
+ кислород - 7200ккал/кг. Теплотворная способность Урана-235 примерно в 2 млн. раз
выше. Однако количество энергии которое может быть полезно использовано только в
1400 раз больше. Ограничения накладываемые конструктивными особенностями уменьшают
эту цифру для твердофазного ЯРД до 2-3 (максимально достижимая температура РТ около
3000 град.). И всеже удельный импульс твердофазного ЯРД составляет примерно 9000
м/с, против 3500-4500 у современных ЖРД. У жидкофазных ЯРД удельный импульс может
достигать 20000 м/сек, у газофазных, где температура РТ может достигать десятков
тысяч градусов, удельный импульс составляет 15-70 тысяч м/сек.
Другим важным параметром характеризующим весовое совершенство двигательной ус-
тановки (ДУ) или двигателя является их удельный вес - отношение веса ДУ (с компонен-
тами топлива или без) или двигателя к создаваемой тяге. Применяется и обратная ей
величина - удельная тяга. Удельный вес (тяга) определяет достижимое ускорение ле-
тательного аппарата, его тяговооруженность. У современных ЖРД удельный вес составля-
ет 7-20 кг. тяги на тонну собственного веса т.е. отношение тяги к весу достигает 14.
У ЯРД также неплохое отношение тяги к собственному весу - до 10. При этом для ЖРД,
использующих кислородно-водородное топливо, отношение массы РТ к массе конструкции
находится в пределах 7-8. У твердофазных ЯРД этот параметр снижается до 3-5, что
обеспечивает выигрыш в удельном весе ДУ с учетом веса РТ. У ЭРД развиваемая тяга
ограничивается большим расходом энергии на создание 1кг. тяги (от 10 кВт до 1МВт).
Максимальная тяга существующих ЭРД – несколько килограмм. При наличии в ЭРДУ допол-
нительных элементов, связанных с электропитанием ЭРД тяговооружённость аппарата с
такой ДУ много меньше единицы. Это делает невозможным их использование для вывода
полезных грузов на околоземную орбиту (некоторые ЭРД вообще могут работать лишь в
условиях космического вакуума). ЭРД имеет смысл применять только в космических аппа-
ратах как двигатели малой тяги для ориентации, стабилизации и коррекции орбит. Из-
за малого расхода рабочего тела (большой удельный импульс) время непрерывной работы
ЭРД может измеряться месяцами и годами. Обеспечение ЭРД электроэнергией от ядерного
реактора позволит применять их для полетов на «окраины» Солнечной системы, где мощ-
ности солнечных батарей будет недостаточно.
Таким образом основным преимуществом ЯРД перед другими видами РД является их
большой удельный импульс, при высокой тяговооруженности (десятки, сотни и тысячи
тонн тяги при значительно меньшем собственном весе). Основным недостатком ЯРД явля-
ется наличие мощного потока проникающей радиации а также вынос высокорадиоактивных
соединений урана с отраборанным РТ. В этой связи ЯРД неприемлем для наземных пусков.
Работы по созданию ЯРД и ЯЭУ в СССР начались в середине 50-х годов. В 1958г.
Совет Министров СССР принял ряд постановлений о проведении научно-исследовательских
работ по созданию ракет с ЯРД. Научное руководство было поручено М.В.Келдышу, И.В.
Курчатову и С.П.Королеву. К работам были привлечены десятки исследовательских,
проектно-конструкторских, строительных и монтажных организаций. Это НИИ-1 (ныне
Исследовательский центр им.Келдыша), ОКБ-670 (гл.конструктор М.М.Бондарюк), Инсти-
тут атомной энергии (ИАЭ, ныне Курчатовский институт) и Физико-энергетический инсти-
тут (ныне ФЭИ имени Лейпунского), НИИ приборостроения (гл.конструктор А.С.Абрамов),
НИИ-8 (ныне Научно исследовательский и конструкторский институт – НИКИЭТ им.Долежа-
ля) и ОКБ-456 (ныне НПО «Энергомаш» им.Глушко), НИИТВЭл (НПО «Луч», ныне Подольский
научно-исследовательский технологический институт- ПНИТИ), НИИ-9 (ныне Высокотехно-
логический научно-исследовательский институт неорганических материалов - ВНИИНМ им.
А.А. Бочвара) и др.
В ОКБ-1 (в последующем наименование менялось на Центральное КБ эксперименталь-
ного машиностроения - ЦКБЭМ, НПО «Энергия», РКК «Энергия» им.Королева) разрабатыва-
лись эскизные проекты одноступенчатой баллистической ракеты ЯР-1 и двухступенчатой
ядерно-химической ракеты ЯХР-2. В обеих предусматривалось применение ЯРД тягой 140т.
Проекты были готовы к 30 декабря 1959г. однако создание боевой ЯР-1 было признано
нецелесообразным и работы по ней прекратили. ЯХР-2 имела схему аналогичную Р-7, но
с шестью боковыми ракетными блоками первой ступени, оснащенными двигателями НК-9.
Вторая ступень (центральный блок) оснащалась ЯРД. Стартовая масса ракеты составляла
850-880т. при массе полезного груза 35-40т. (рассматривался и вариант со стартовой
массой 2000т. длиной 42м. максимальным поперечным размером 19м. полезная нагрузка
до 150т.). Двигатели всех блоков ЯХР-2 запускались на Земле. При этом ЯРД выводился
на «холостой» режим (мощность реактора составляла 0,1% от номинальной при отсутст-
вии расхода рабочего тела). Вывод на рабочий режим производился в полете за несколь-
ко секунд до отделения боковых блоков. В середине 1959г. ОКБ-1 выдало технические
задания двигателистам (ОКБ-670 и ОКБ-456) на разработку эскизных проектов ЯРД с тя-
гой 200 и 40т. После начала работ над тяжелым носителем Н-1 рассматривался вопрос
о создании на его основе двухступенчатого носителя с ЯРД на второй ступени. Это
обеспечило бы увеличение полезной нагрузки выводимой на околоземную орбиту не менее
чем в 2-2,5 раза, а орбиту спутника Луны на 75-90% . Но и этот проект завершен не
был – ракета Н-1 так и не полетела.
Проектированием ЯРД занимались ОКБ-456 и ОКБ-670. Ими были выполнены несколько
эскизных проектов ЯРД с твердофазным реактором. Так в ОКБ-456 к 1959г. были готовы
эскизные проекты двигателей РД-401 с водным замедлителем и РД-402 с бериллиевым за-
медлителем, имевших тягу в пустоте 170т. при удельном импульсе тяги 428сек. Рабочим
телом служил жидкий аммиак. К 1962г. по техзаданию ОКБ-1 был выполнен проект РД-404
тягой 203т. при удельном импульсе тяги 950сек. (РТ - жидкий водород), а в 1963г. -
РД-405 с тягой 40-50т. Однако в 1963г. все усилия ОКБ-456 были перенаправлены на
разработку газофазных ЯРД. Несколько проектов ЯРД с твердофазным реактором и аммич-
но-спиртовой смесью в качестве РТ разработало в те же годы ОКБ-670.
Для перехода от эскизного проектирования к созданию реальных образцов ЯРД необ-
ходимо было решить еще множество вопросов и в первую очередь исследовать работоспо-
собность тепловыделяющих элементов (ТВЭл) ядерного реактора при высоких температу-
рах. Курчатов в 1958г. предложил создать для этого реактор взрывного действия (РВД,
современное название импульсный графитовый реактор - ИГР). Его проектирование и
изготовление было поручено НИИ-8. В РВД тепловая энергия деления урана не отводи-
лась за пределы активной зоны, а нагревала до весьма высоких температур графит из
которого (вместе с ураном) она и складывалась. Понятно, что работать такой реактор
мог лишь кратковременно – импульсами, с остановками на расхолаживание. Отсутствие
в активной зоне каких-либо металлических деталей позволяло производить «вспышки»
мощность которых ограничивалась только температурой возгонки графита. В центре ак-
тивной зоны имелась полость, в которой располагались испытуемые образцы. В том же
1958г. на Семипалатинском полигоне, недалеко от места испытаний первой атомной бом-
бы, началось строительство необходимых зданий и сооружений. В мае-июне 1960г. был
осуществлен физический («холодный») пуск реактора, а через год проведена серия пус-
ков с разогревами графитовой кладки до 1000 град. Для обеспечения экологической
безопасности стенд был построен по «закрытой» схеме - отработанный теплоноситель
пред выбросом в атмосферу выдерживался в газгольдерах, а затем фильтровался. С
1962г. на ИГР (РВД) проводились испытания ТВЭлов и тепловыделяющих сборок (ТВС) раз-
личных типов для реакторов ЯРД, разрабатывавшихся в НИИ-9 и НИИ-1.
Во второй половине 50-х годов в НИИ-1 и ФЭИ были проведены исследования газоди-
намики газовых ТВЭлов и физики газофазных реакторов которые показали принципиальную
возможность создания газофазных ЯРД. В рабочей камере такого двигателя при помощи
магнитного поля создаваемого окружающим ее соленоидом создавалась «застойная» зона
в которой уран разогревался до температур около 9000 град. и нагревал протекающий
через эту зону водород (для улучшения поглощения лучистой энергии к нему добавля-
лись специальные присадки). Некоторая часть ядерного топлива неизбежно уносилась
газовым потоком поэтому приходилось постоянно компенсировать убыль урана. Газофаз-
ный ЯРД мог иметь удельный импульс до 20000 м/сек. Работы над таким двигателем нача-
лись в 1963г. в ОКБ-456 (при научном руководстве НИИ-1).
В 1962г. в ФЭИ был создан экспериментальный стенд ИР-20 с твердофазным реакто-
ром, замедлителем в котором являлась вода. На нем были впервые изучены физические
параметры твердофазных реакторов ЯРД послужившие основой для последующих конструк-
ций. В 1968г. с учетом опыта, полученного на стенде ИР-20 здесь же был сооружен фи-
зический стенд «Стрела», на котором установлен реактор, представлявший собой кон-
струкцию достаточно близкую к реактору летного образца ЯРД. Следующим шагом на пути
создания ЯРД стало создание специального экспериментального стенда для испытаний
наземного прототипа реактора ЯРД. В 1964г. вышло Постановление правительства о
строительстве на Семипалатинском полигоне стендового комплекса для испытаний ЯРД
получившего наименование «Байкал». К февралю 1965г. в ИАЭ было готово техническое
задание на разработку реактора для комплекса «Байкал» (он получил индекс ИВГ-1 ис-
следовательский высокотемпературный газоохлаждаемый). К его проектированию приступа-
ет НИИ-8 (при научном руководстве ИАЭ). Разработка и изготовление ТВС возлагаются
на НИИТВЭл.
В 1966г. разработку первого советского твердофазного ЯРД (получившего индекс
11Б91 или РД-0410) передали в Воронежское КБ Химавтоматики (КБХА) Гл. конструктора
А.Д.Конопатова.
В 1968г. в НПО «Энергомаш» (ОКБ-456) была закончена разработка эскизного проек-
та двигателя с газофазным реактором. Двигатель получивший обозначение РД-600 должен
был иметь тягу около 600т. при собственной массе около 60т. В качестве замедлителя
и отражателя использовался бериллий и графит. РТ - водород с добавкой лития. 24 мая
1968г. вышло постановление правительства предусматривавшее создание ЯРД на основе
предложенного проекта, а также строительство стендовой базы для его испытаний, полу-
чившей название «Байкал-2».
Параллельно с разработкой летного образца ЯРД 11Б91 в КБХА, его стендовый про-
тотип (ИР-100) создавался в НИИ-1. В 1970г. было осуществлено объединение этих ра-
бот (программа получила индекс 11Б91-ИР-100) и вся конструкторская работа по стен-
довым и летным образцам ЯРД сосредоточилась в КБХА. Физический пуск первого реак-
тора ЯРД 11Б91-ИР-100 был произведен в ФЭИ на стенде «Стрела». На нем была проведе-
на обширная программа исследований.
Строительство комплекса «Байкал» продолжалось несколько лет. Комплекс должен
был состоять из двух шахт куда экспериментальные реакторы опускались помощью козло-
вого крана. 18 сентября 1972г. состоялся физический пуск реактора ИВГ-1 в составе
первого рабочего места комплекса «Байкал». Он мог использоваться и как стендовый
прототип будущего ЯРД тягой 20–40т. и как стенд для испытания новых видов ядерного
топлива. Реактор имел отражатель из бериллияп замедлителем была вода. Его активная
зона состояла из 31 ТВС. Водород, охлаждающий ядерное топливо, мог нагреваться до
2500 град, а в специальном центральном канале можно было получить и все 3000. Энер-
гетический пуск состоялся только в начале марта 1975г. что объяснялось необходимос-
тью завершения строительства всех зданий и сооружений стендового комплекса, выполне-
ния большого объема пуско-наладочных робот и подготовкой персонала. В подземном бун-
кере, расположенном между шахтами, находились приборы. Еще в одном расположенном на
удалении 800м. находился пульт управления. На пульт управления можно было попасть
из безопасной зоны через полуторакилометровый подземный тоннель. Рядом с шахтой на
глубине 150м. размещалась сферическая емкость куда закачивали под большим давлением
газообразный водород. Нагретый в реактор почти до 3000 град. водород выбрасывался
прямо в атмосферу. Однако вынос продуктов деления при этом был близок к радиоактив-
ным выбросам АЭС при их нормальной работе. И все же приближаться к шахте ближе полу-
тора километров не разрешалось в течение суток, а к самой шахте нельзя было подхо-
дить в течение месяца. За 13 лет работы было осуществлено 28 «горячих» пуска реак-
тора ИВГ-1. В составе 4-х опытных активных зон было испытано около 200 газоохлаж-
даемых ТВС. Наработанный на номинальной мощности ресурс ряда сборок составил 4000
сек. Многие результаты этих испытаний существенно превосходят полученные в процессе
работ по программе ЯРД в США, так максимальная плотность тепловыделения в активной
зоне реактора ИВГ-1 достигала 25 кВт/куб.см. против 5,2 у американцев, температура
водорода на выходе из тепловыделяющих сборок составляла около 2800 град против 2300
у американцев.
В 1977г. было введено в эксплуатацию второе-А рабочее место стендового комплек-
са «Байкал» на котором 17 сентября 1977г. был осуществлен физический пуск первого
стендового реактора для ЯРД 11Б91-ИР-100 который получил обозначение ИРГИТ. Через
полгода, 27 марта 1978г. проведен энергетический пуск. В ходе которого была достиг-
нута мощность 25 МВт (15% от проектной), температура водорода – 1500 град, время
работы составило 70сек. В ходе испытаний 3 июля 1978г. и 11 августа 1978г. была дос-
тигнута мощность 33 МВт и 42 МВт температура водорода составила 2360 град. В конце
70-х, начале 80-х годов на стендовом комплексе проведены еще две серии испытаний -
второго и третьего аппаратов 11Б91-ИР-100. Продолжались и испытания ТВС в реакторах
ИГР и ИВГ, велось строительство сооружений, имевшее целью ввод в эксплуатацию второ-
го-Б рабочего места для испытаний двигателя на жидком водороде.
Одновременно на расположенном в Подмосковном Загорске стенде проводились испы-
тания так называемого «холодного» двигателя 11Б91Х не имевшего ядерного реактора.
Подогрев водорода происходил в специальных теплообменниках от обычных кислород-во-
дородных горелок. К 1977г. все задачи по отработке «холодного» двигателя удалось
решить (агрегаты могли работать часами). В принципе ЯРД был создан и подготовка его
к летным испытаниям была делом еще нескольких лет. ЯРД 11Б91 имел гетерогенный ре-
актор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражателем берил-
лиий, ядерное топливо- материал на основе карбидов урана и вольфрама, с содержанием
урана-235 около 80%. Это был сравнительно небольшой металлический цилиндр диаметром
около 50см. и длиной около метра. Внутри - 900 тонких стержней, в которых находится
карбид урана. Реактор ЯРД был окружен отражателем нейтронов из бериллия, в который
были врезаны барабаны, покрытые с одной стороны поглотителем нейтронов. Они играли
роль регулирующих стержней - в зависимости от того, какой стороной барабаны были
обращены к активной зоне, они поглощали больше или меньше нейтронов, регулируя мощ-
ность ректора (такая же схема была и у американцев).
Основные параметры ЯРД 11Б91:
Тяга в пустоте 3,59 т.
Масса с радиационной защитой 2 т.
Тепловая мощность реактора 196 МВт
Удельный импульс в пустоте 8927 м/с
Ресурс работы 1 час.
Число включений 10
Рабочее тело жидкий водород с
добавкой 1 - 1,5%
гептана, для умень-
шения выноса угле-
рода из ТВЭЛов
(фактически это
хорошо очищенный
бензин для зажига-
лок).
Высота 3.5м.
Диаметр 1.6м.
|  |
Примерно в 1985г. ЯРД 11Б91 мог бы совершить свой первый космический полет. Но
этого не произошло по множеству причин. К началу 80-х годов были достигнуты сущест-
венные успехи в разработке высокоэффективных ЖРД, что наряду с отказом от планов
освоения Луны и других ближайших планет Солнечной системы, поставили под вопрос це-
лесообразность создания ЯРД. Возникшие экономические трудности и так называемая
«Перестройка» привели к тому, что вся космическая отрасль оказалась «в опале» и в
1988г. работы по ЯРД в СССР были прекращены.
Идею использования электроэнергии для создания реактивной тяги К.Э.Циолковский
высказал еще в 1903г. Первый экспериментальный ЭРД был создан в Газодинамической ла-
боратории (г. Ленинград) под руководством В.П.Глушко в 1929-1933гг. Изучение возмож-
ности создания ЭРД началось в конце 50-х годов в ИАЭ (под руководством Л.А.Арцимо-
вича), НИИ-1 (под руководством В.М.Иевлева и А.А.Поротникова) и ряде других орга-
низаций. Так в ОКБ-1 велись исследования направленные на создание ядерного ЭРД. В
1962г. в эскизный проект РН Н1 вошли «Материалы по ЯЭРД для тяжелых межпланетных ко-
раблей». В 1960г. вышло постановление правительства об организации работ по ЭРД.
Кроме ИАЭ и НИИ-1, к работе были подключены десятках других НИИ, КБ и организаций.
К 1962г. в НИИ-1 был создан импульсный плазменный двигатель (ИПД) эрозионного типа.
В ИПД плазма образуется вследствие испарения (абляции) твердого диэлектрика (фторо-
пласт-4 он же тефлон) в импульсном (искровом) электрическом разряде длительностью
несколько микросекунд (импульсная мощность 10-200 МВт) с последующим электромагнит-
ным ускорением плазмы. Первые ресурсные испытания такого двигателя начались 27 мар-
та и продолжались до 16 апреля 1962г. При средней потребляемой мощности 1кВт (им-
пульсная — 200 МВт) тяга составила 1г. -«цена» тяги 1 кВт/г. Для испытаний в кос-
мосе требовалась примерно в 4 раза меньшая «цена» тяги. Таких параметров удалось
достичь к концу 1962г. Новый двигатель потреблял 50 Вт (импульсная мощность 10 МВт)
на создание тяги 0.2г. (позднее «цену» тяги довели до 85Вт за 1г.). В марте 1963г.
была создана и испытана ДУ системы стабилизации КА на основе ИПД включавшая шесть
двигателей, преобразователь напряжения (искровой разряд создавался конденсаторы ём-
костью 100 мкф с напряжением 1кВ), программно-коммутирующее устройство, высоковольт-
ные герморазъемы и другое оборудование. Температура плазмы достигала 30 тыс.град. а
скорость истечения 16км/сек. Первый запуск КА (межпланетной станции типа «Зонд») с
ЭРД наметили на ноябрь 1963г. Пуск 11 ноября 1963г. закончился аварией РН. Только
30 ноября 1964г. АМС «Зонд-2» с ЭРД на борту успешно стартовала в сторону Марса. 14
декабря 1964г. на расстоянии более 5 млн.км от Земли были включены плазменные двига-
тели (газодинамические двигатели на это врнмя были выключены) работавшие от солнеч-
ных батарей. В течение 70мин. шесть плазменных двигателей поддерживали необходимую
ориентацию станции в пространстве. В США в 1968г. был запущен спутник связи «LES-6»
с четырьмя эрозионными ИПД которые функционировали в течение более чем 2 лет.
Для дальнейших работ по ЭРД было организовано ОКБ «Факел» (на базе ОКБ им. Б.С.
Стечкина г.Калининград). Первой разработкой ОКБ «Факел» стала ЭРДУ системы стаби-
лизации и ориентации для КА военного назначения типа «Глобус» (ИСЗ «Горизонт»),
близкая к ИПД «Зонд-2». С 1971г. в системе коррекции орбиты метеоспутника «Метеор»
использовались два плазменных двигателя ОКБ «Факел», каждый из которых при весе
32,5кг потреблял около 0,4кВт, развивая при этом тягу около 2г. скорость истечения
свыше 8 км/сек запас РТ (сжатый ксенон) составлял 2,4кг. С 1982г. на геостационар-
ных спутниках связи «Луч» используются ЭРД разработанные ОКБ «Факел». До 1991г.
ЭРД успешно работали на 16 КА. Подробнее о ЭРД будет рассказано на отдельной страни-
це сайиа.
Тяга созданных ЭРД ограничивалась электрической мощностью бортовых источников
энергии. Для увеличения тяги ЭРДУ до нескольких килограмм требовалось увеличить мощ-
ность до нескольких сот киловатт, что практически было невозможно традиционными ме-
тодами (аккумуляторы и солнечные батареи). Поэтому параллельно с работами по ЭРД в
ФЭИ, ИАЭ и др. организациях развернулись работы по непосредственному преобразованию
тепловой энергии ядерного реактора в электрическую. Исключение промежуточных этапов
превращения энергии и отсутствие движущихся частей, позволяло создать компактные,
лёгкие и надежные энергетические установки достаточно большой мощности и ресурса,
пригодные для использования на КА. В 1965г. в ОКБ-1 совместно с ФЭИ был разработан
эскизный проект ядерного ЭРД ЯЭРД-2200 для межпланетного корабля с экипажем. Двига-
тельная установка состояла из двух блоков (каждый имел свою ЯЭУ), электрическая мощ-
ность каждого блока составляла 2200кВт тяга 8,3кг. Магнитоплазменный двигатель имел
удельный импульс около 54000 м/сек. В 1966-70гг. был разработан эскизный проект тер-
моэмиссионной ЯЭУ (11Б97) и ЭРД для марсианского комплекса, выводимого РН Н1М. Ядер-
ная ЭРДУ собиралась из отдельных блоков электрическая мощность одного блока до 5
Мвт. тяга ЭРД - 9,5кг. при у дельном импульсе тяги 78000м/сек. Однако создание мощ-
ных ядерных источников электроэнергии потребовало значительно больше времени чем
предполагалось. Первыми практическое применение, благодаря простоте конструкции и
малому весу нашли радиоизотопные термоэлектрические генераторы (РИТЭГ) использовав-
шие тепло самопроизвольного деления радиоактивных изотопов (например полоний-210).
Термоэлектрический преобразователь представлял собой по сути обычную термопару.
Однако их сравнительно низкая энергоемкость РИТЭГ и высокая стоимость применяемых
изотопов сильно ограничивали их применение. Использование термоэлектрических и
термоэмиссионных преобразователей энергии в сочетании с ядерными реакторами объеди-
ненными в единый блок (реактор-преобразователь) имело лучшие перспективы. Для экс-
периментальной проверки возможности создания малогабаритного реактора-преобразова-
теля, в ИЭА (совместно с НПО «Луч») в 1964г. была создана экспериментальная установ-
ка «Ромашка». Тепло, выделяемое в активной зоне нагревало расположенный на внешней
поверхности реактора термоэлектрический преобразователь состоящий из большого числа
кремний-германиевых полупроводниковых пластин в то время как другая их поверхность
охлаждалась радиатором. Электрическая мощность составила 500 Вт. при тепловой мощ-
ности реактора 40 кВт. Испытания «Ромашки» вскоре были прекращены поскольку уже
проходила испытания ЯЭУ БЭС-5 («Бук») значительно большей мощности. Разработка ЯЭУ
БЭС-5 с электрической мощностью 2800Вт, предназначенной для электропитания аппарату-
ры КА радиолокационной разведки УС-А началась в 1961г. на НПО «Красная Звезда» при
научном руководстве ФЭИ. Первый полет КА УС-А (3 октября 1970г.«Космос-367») прошел
неудачно - ЯЭУ БЭС-5 проработала 110 мин. после чего произошло расплавление актив-
ной зоны реактора. Следующие 9 запусков доработанной ЯЭУ прошли успешно и в 1975г.
КА УС-А был принят на вооружение ВМФ. В январе 1978г. из-за отказа КА УС-А («Космос
-954» фрагменты ЯЭУ «Бук» упали на территории Канады. Всего (до снятия с вооружения
в 1989г.) было произведено 32 запуска этих КА.
Параллельно работам по созданию ЯЭУ с термоэлектрическими генераторами прово-
дились работы по ЯЭУ с термоэмиссионными преобразователями которые имели более высо-
кие КПД, ресурс и массогабаритные характеристики. В термоэмиссионном ЯЭУ использует-
ся эффект термоэлектронной эмиссии с поверхности достаточно нагретого проводника.
Для отработки термоэмиссионных преобразователей большой мощности в 1964г. была соз-
дана реакторная база в Киеве (в 1970г. такая же база появилась в Алма-Ате). Работы
проводились двумя разработчиками -на НПО «Красная Звезда» (научное руководство ФЭИ)
разраатывалась ЯЭУ «Топаз» электрической мощностью 5-6,6 кВт. для спутников радиоло-
кационной разведки, «Энерговак-ЦКБМ» (научное руководство РНЦ «Курчатовский инсти-
тут») разрабатывало ЯЭУ «Енисей» для КА телевизионного вещания «Экран-АМ». ЯЭУ
«Топаз» дважды была испытана в условиях космоса на борту КА «Плазма-А» (2 февраля
1987г. «Космос-1818» и 10 июля 1987г. «Космос-1867»). При расчётном ресурсе в один
год, уже во втором полете «Топаз» проработал более 11 месяцев, но на этом запуски
прекратились. Работы по ЯЭУ «Енисей» были прекращены на стадии наземных испытаний в
связи прекращением работ по КА, для которого она предназначалась. Подробнее о Ядер-
ных источниках энергии для КА будет рассказано на отдельной странице сайта.
В 1970г. в НПО «Энергомаш» был разработан эскизный проект космической ЯЭУ с
газофазным реактором (с непроточной зоной делящегося вещества) ЭУ-610 электрической
мощностью 3,3 гВт. Однако возникшие в ходе работ проблемы не позволили реализовать
этот проект.
В 1978г. на НПО «Красная Звезда» были разработаны технические предложения на 2
варианта ЯЭРДУ «Заря-3» электрической мощностью 24 кВт и ресурсом более года. Пер-
вый вариант является модификацией ЯЭУ «Топаз-1», другой имел оригинальную схему
(вынесенные ТЭП с тепловыми трубами). Работы по установкам были прекращены из-за
отсутствия привязки к конкретному КА.
В период 1981-86г.г. был выполнен большой объём проектно-конструкторских и экс-
периментальных работ, свидетельствующий о принципиальной возможности увеличения ре-
сурса ЯЭУ до 3-5 лет и электрической мощности до 600 кВт. В 1982г. НПО «Энергия»
(ЦКБЭМ) по техзаданию МО разработало техническое предложение по ядерному межорби-
тальному буксиру «Геркулес» электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную
орбиту высотой 200км. комплексом «Энергия-Буран» или РН «Протон». В 1986г. было
разработано техническое предложение по использованию межорбитального буксира с
ядерным ЭРД для транспортирования на геостационарную орбиту полезных грузов массой
до 100т, выводимых на опорную орбиту РН «Энергия». Но продолжения эти работы не
получили. Таким образом в СССР так и не было создано реально работающей ядерной
ЭРДУ, хотя ЯЭУ успешно эксплуатировались на серийных КА.
Первым и единственным КА имевшим ЯЭУ с ЭРД былл американский «Snapshot», запу-
щенный 3 апреля 1965г. Электрическая мощность реактора-преобразователя составляла
650 Вт. На аппарате был установлен экспериментальный ионный двигатель. Однако
первое же включение ЭРД (на 43-й день полета) привело к аварийному глушению реакто-
ра. Возможно причиной этого стали высоковольтные пробои сопровождавшие работу ЭРД
в результате чего прошла ложная команда на сброс отражателя реактора, что и повлек-
ло за собой его глушение. В 1992г. США приобрели в России две ЯЭУ «Енисей». Один
из реакторов предполагалось использовать в 1995г. в «Космическом эксперименте с
ядерной ЭРДУ». Однако в 1996г. проект был закрыт.
В США исследования по проблеме создания ЯРД велись в Лос-Аламосской лаборато-
рии с 1952г. В 1957г. начались работы по программе «Ровер». В отличии от СССР,
где велась поэлементная отработка ТВС и других элементов двигателя, в США пошли по
пути создания и испытания сразу реактора целиком. Первый реактор получивший наиме-
нование «Киви-А» («KIWI-А») был испытан 1 июля 1959г. на специальном полигоне в
штате Невада. Это был гомогенный реактор активная зона которого была собрана из ни-
чем не защищенные пластины состоящие из смеси графита и оксида урана-235 обогащен-
ного до 90%. Замедлителем нейтронов служила тяжелая вода. Оксид урана не выдерживал
высоких температур, и водород, проходивший в каналах между пластин мог нагреваться
только до 1600 град. Мощность этих реакторов составляла всего 100 МВт. Испытания
«Киви-А», как и все последующие проводились с открытым выбросом. Активность продук-
тов выхлопа была невысокой и ограничений на проведение работ в зоне испытаний прак-
тически не вводилось. Испытания реактора завершились 7 декабря 1961г. (в ходе пос-
леднего пуска разрушилась активная зона, отмечен выброс в выхлопную струю обломков
пластин). Полученные результаты шести «горячих испытаний» ЯРД оказались весьма
обнадёживающими, и в начале 1961г. был подготовлен доклад о необходимости испытаний
реактора в полёте. Однако вскоре «головокружение» от первых успехов стало проходить,
пришло понимание того, что на пути создания ЯРД стоит множество проблем решение ко-
торых потребует много времени и денег. Кроме того прогресс в создании химических
двигателей для боевых ракет оставил для применения ЯРД лишь космическую сферу. Нес-
мотря на то, что с приходом в белый дом администрации Кеннеди (в 1961г.) работы по
самолету с атомным двигателем были прекращены, программа «Ровер» была названа «од-
ним из четырех приоритетных направлений в завоевании космоса» и получила дальнейшее
развитие. Были приняты новые программы «Рифт» (RIFT- Reactor In Flight Test- реак-
тор в испытательном полете) и «Нерва» (NERVA - Nuclear Engine for Rocket Vehicle
Application) создание летного варианта ЯРД.
Испытания реакторов серии «Киви» продолжились. 1 сентября 1962г. был испытан
«Киви-В» мощностью 1100 МВт работавший на жидком водороде. Оксид урана был заменен
на более термостойкий карбид, вдобавок старжни стали покрывать карбидом ниобия, но
в ходе испытания при попытках достичь проектной температуры реактор начинал разру-
шаться (через сопло начали вылетать обломки пластин). Следующий пуск состоялся 30
ноября 1962г. но после 260сек. работы испытание было прекращено вследствие появле-
ния внутри реактора сильной вибрации и вспышек пламени в выхлопной струе. В резуль-
тате этих неудач намеченные на 1963г. испытания реакторов «Киви-В» перенесли на
следующий год. В августе 1964г. было проведено еще одно испытание в ходе которого
двигатель работал на мощности в 900 МВт более восьми минут, развивав тягу 22,7т.
при скорости истечения 7500 м/сек. В самом начале 1965г. было проведено последнее
испытание в ходе которого реактор был разрушен. Его специально довели до взрыва в
результате быстрого «разгона». Если нормально переход реактора с нулевой мощности
на полную требует десятков секунд то при этом испытании длительность такого перехо-
да определялась лишь инерцией регулирующих стержней и примерно через 44 миллисекун-
ды после их перевода в положение полной мощности произошел взрыв эквивалентный 50
–60кг. тринитротолуола.
Программа «Рифт» предполагала запуск ракеты «Сатурн-В» с экспериментальным ре-
актором по баллистической траектории на высоту до 1000км. и последующее их падение
в южную часть Атлантического океана. Перед входом в воду реактор ЯРД должен был
быть взорван (о радиационной безопасности тогда мало кто думал). Но из года в год
выполнение программы задерживалась и она в конце концов так и не была реализована.
На первом этапе работы по двигателю «НЕРВА» базировались на несколько модифици-
рованном реакторе «Киви-В», получившем название «NERVA-NRX» (Nuclear Rocket Experi-
mental - ядерная ракета экспериментальная). Поскольку к этому времени еще не был
найден материал, способный работать при 2700–3000 град. и противостоять разрушению
горячим водородом было принято решение снизить рабочую температуру и удельный им-
пульс ограничился величиной 8400м/сек. Испытания реактора начались в 1964г., в них
была достигнута мощность 1000 МВт, тяга примерно 22,5т. скорость истечения более
7000м/с. В 1966г. впервые было произведено испытание двигателя на полной мощности
1100 МВт. На которой он проработал 28 мин. (из 110 минут работы). Температура водо-
рода на выходе из реактора достигала 2000 град., тяга 20 т. На следующем этапе
программы предполагалось использовать более мощные реакторы «Феб» («Phoebus», а
затем «Pewee»). Разработка усовершенствованных твердофазных графитовых реакторов
для двигателя «НЕРВА» по программе «Phoebus» велась в Лос-Аламосская лаборатория
еше с 1963г. Первый из этих реакторов имеет примерно такие же размеры, как и «Киви
-В» (диаметр 0,813 м., длину 1,395 м.), однако рассчитан на примерно вдвое большую
мощность. На базе этого реактора планировалось создать двигатель «НЕРВА-1». Следую-
щая модификация мощностью порядка 4000–5000 МВт должна была использоваться для дви-
гателя «НЕРВА-2». Этот двигатель с тягой в диапазоне 90-110т. должен был иметь ско-
рость истечения до 9000м/с. Высота двигателя примерно 12м. наружный диаметр — 1,8м.
Расход рабочего тела 136кг/с. Вес двигателя «НЕРВА-2» составлял примерно 13,6т.
из-за финансовых трудностей от двигателя «НЕРВА-2» вскоре отказались и переключи-
лись на проектирование двигателя «НЕРВА-1» повышенной мощности с тягой 34т. ско-
ростью истечения 8250м/с. Первое испытание реактора «NRX-A6» для этого двигателя,
было проведено 15 декабря 1967г. В июне 1969г. состоялись первые горячие испытания
экспериментального двигателя «NERVA ХЕ» на тяге 22,7т. Общее время работы двигате-
ля составило 115 минут, было произведено 28 пусков.
Основные параметры ЯРД «НЕРВА-1»:
Тяга 34т.
Масса 11 т (15,5т. с дополни-
тельной защитой)
Тепловая мощность реактора 1575 МВт
Удельный импульс 8100 м/сек.
Ресеурс работы 10 час.
Число включений 60
Рабочее тело жидкий водород
Высота 10,5 м.
Диаметр около 3м.
|  |
ЯРД «НЕРВА-1» имел гомогеннный реактор с активной зоной диаметром 1м. и высо-
той 1,8м. состявшей из 1800 стержневых шестигранных ТВЭлов (концентрация ядерного
горючего 200 – 700 мг/куб.см.). Реактор имел кольцевой отражатель толщиной около
150 мм, из окиси бериллия. Силовой корпус реактора выполнен из алюминиевого сплава,
внутренний радиационный защитный экран из композитногно материала (карбид бора–алю-
миний–гидрид титана). Между реактором и турбонасосными агрегатами может устанавли-
ваться также дополнительная внешняя защита. НАСА считало двигатель пригодным для
планировавшегося полёта на Марс. Его предполагалось установить на верхней ступени
РН «Сатурн-5». Такой носитель мог бы выносить в космос в два или три раза больше
полезной нагрузки, чем его чисто химическая версия. Но большая часть американской
космической программы была отменена администрацией президента Никсона. А прекраще-
ние в 1970г. производства ракет «Сатурн-5» поставило окончательный крест на програм-
ме использования ЯРД. В Лос-Аламосе работа над двигателями «Pewee» по программе
«Rover» продолжалась еще до 1972г. после чего программа была окончательно закрыта.
Главное отличие наших ЯРД от американских в том что они были гетерогенными. В
гомогенных (однородных) реакторах ядерное топливо и замедлитель смешаны. В отечест-
венном ЯРД ядерное топливо было сосредоточено в ТВЭЛах (отдельно от замедлителя) и
было заключено в защитную оболочку, так что замедлитель работал при гораздо меньших
температурах, чем в американских реакторах. Это позволило отказаться от графита и
использовать в качестве замедлителя гидрид циркония. В результате реактор получался
значительно компактнее, и легче чем графитовый. Это в совокупности с найденной со-
ветскими конструкторами формой стержней (четырехлепестковая в поперечном сечении и
витая по длине) позволило значительно снизить потери урана в результате разрушения
стержней (полностью исключить разрушение не удалось). В настоящее время только США
и Россия имеют значительный опыт разработки и постройки твердофазных ЯРД, и в слу-
чае необходимости смогут создать такие двигатели за короткое время и по приемлемой
цене. Реакторные комплексы ИГР и ИВГ-1 сейчас принадлежат Национальному ядерному
центру Республики Казахстан. Оборудование поддерживается в относительно работоспо-
собном состоянии. Возможно что возобновление работ по программам полетов к Луне и
Марсу возродит интерес и к твердофазным ЯРД. Кроме того использование ЯРД может
существенно расширить границы изучения Солнечной системы, сократив время необходи-
мое для достижения дальних планет.
В 2010г. президент РФ Медведев распорядился создать космический транспортно-
энергетический модуль на основе ЯЭУ с использованием ионных ЭРД. Созданием реактора
будет заниматься НИКИЭТ. Центр им.Келдыша будет создавать ЯЭДУ, а РКК «Энергия» -
сам транспортно-энергетический модуль. Выходная электрическая мощность газотурбин-
ного преобразователя на номинальном режиме составит 100-150квт. в качестве РТ пред-
полагается использовать ксенон. удельный импульс ЭРД 9000-50000м/сек. ресурс 1,5-3
года. Масса и габариты установки должны позволять использовать для ее запуска РН
«Протон» и «Ангара». Наземные испытания рабочего прототипа начнутся в 2014 г. а к
2017 г. ядерный двигатель будет готов к запуску в космос (НАСА также начинало анало-
гичную программу в 2003г. но затем финансирование было прекращено). На разработку
всего проекта потребуется 17 млрд.руб. Поживем увидим.
Наверх
|
